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多约束条件下高超声速导弹再入轨迹优化

弹道学报 2013年第1期25卷 10-15页

作者：国海峰黄长强丁达理黄汉桥空军工程大学航空航天工程学院西安710038

为研究多约束条件下的高超声速导弹再入轨迹优化问题,提出了分段优化策略的再入轨迹优化方法,多阶段求解最优轨迹。建立了导弹的动力学模型、气动力模型和大气密度的计算模型,在考虑导弹的过载、动压、驻点热流和角度变化率等多种约束... 详细信息

为研究多约束条件下的高超声速导弹再入轨迹优化问题,提出了分段优化策略的再入轨迹优化方法,多阶段求解最优轨迹。建立了导弹的动力学模型、气动力模型和大气密度的计算模型,在考虑导弹的过载、动压、驻点热流和角度变化率等多种约束条件下,以导弹再入末速度最大和驻点热流最小为目标函数,基于hp自适应伪谱法和高斯伪谱法进行了弹道数值仿真。仿真结果表明,分段优化策略有效减少了计算时间,降低了计算复杂度。

关键词：高超声速导弹多约束再入轨迹优化自适应伪谱法

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可重复使用运载器再入弹道仿真

系统仿真学报 2010年第6期22卷 1457-1461页

作者：许志唐硕西北工业大学航天学院西安710072

针对RLV再入特点,应用反馈线性化与模型预测控制相结合,设计了基于控制角与控制力矩间全反馈(非时标分离)条件下的反馈线性化控制器,实现了以控制增量做为优化变量、考虑模型状态和输入约束的模型预测控制器设计,解决了RLV再入模型的多... 详细信息

针对RLV再入特点,应用反馈线性化与模型预测控制相结合,设计了基于控制角与控制力矩间全反馈(非时标分离)条件下的反馈线性化控制器,实现了以控制增量做为优化变量、考虑模型状态和输入约束的模型预测控制器设计,解决了RLV再入模型的多变量耦合、参数不确定等非线性控制问题的平滑控制。最后在Simulink环境下建立了RLV再入仿真模型,应用RtFly快速原型系统完成了再入模型六自由度弹道实时仿真,仿真结果验证了该控制器能够较好跟踪制导参数,满足控制器设计指标和系统实时性要求。

关键词：重复使用运载器再入反馈线性化模型预测控制弹道仿真

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返回舱再入过程中烧蚀影响研究

空气动力学学报 2017年第1期35卷 101-107页

作者：徐国武杨云军周伟江中国航天空气动力技术研究院北京100074

返回舱再入过程中,气动外形随着防热材料的烧蚀后退逐渐发生改变,可能对返回舱的再入性能带来不利反应。笔者前期对类联盟号返回舱在再入末段单个弹道点开展过烧蚀对配平特性的影响研究,为进一步研究烧蚀潜在的影响,通过烧蚀模型和吸热... 详细信息

返回舱再入过程中,气动外形随着防热材料的烧蚀后退逐渐发生改变,可能对返回舱的再入性能带来不利反应。笔者前期对类联盟号返回舱在再入末段单个弹道点开展过烧蚀对配平特性的影响研究,为进一步研究烧蚀潜在的影响,通过烧蚀模型和吸热机理对类联盟号返回舱进行材料烧蚀计算,获得再入过程中4个不同时刻的烧蚀外形,它们的最大烧蚀量分别为2.3mm、7.8mm、9.8mm及12.5mm,在此基础上采用数值模拟方法对返回舱的烧蚀影响进行了研究,对初始外形和4个不同时刻的烧蚀外形分别进行气动特性的计算与分析,并与前期研究结果进行比较。结果显示:返回舱的烧蚀后退量将随着弹道的推移逐渐增大;烧蚀将使返回舱配平迎角减小(绝对值增大),配平升阻比增加,纵向压心前移,且这种影响随着烧蚀量的增加而增大;在研究范围内,配平迎角变化量与烧蚀后退量基本呈线性关系。该研究结果与文献对CEV乘员舱的研究结论在定性上是相符的,同时也验证了前期的研究结论。

关键词：返回舱再入烧蚀配平特性数值模拟

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再入弹头的螺旋机动研究

宇航学报 2000年第4期21卷 41-48页

作者：郦苏丹任萱吴瑞林国防科技大学自动控制系!长沙·410073

为了对付日益发展的导弹防御技术 ,再入弹头通过机动来提高生存机会。本文研究一种弹道机动方法—螺旋机动 ,首先分析其产生机理 ,然后通过反馈线性化方法实现螺旋机动的控制过程 ,最后通过实例仿真说明螺旋机动具有良好的突防能力。

关键词：螺旋机动拦截再入解耦

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高超声速飞行器自适应抗饱和再入控制

南京航空航天大学学报 2015年第6期47卷 833-841页

作者：都延丽尹佳杰孟亦真盛守照南京航空航天大学航天学院南京210016 南京航空航天大学自动化学院南京210016

高超声速飞行器(Hypersonic vehicle,HSV)再入过程中易发生舵面饱和现象,并且其动力学模型具有强烈不确定的特征,这导致其姿态控制系统的设计极富挑战性。针对舵面受限的非线性控制问题,提出外部Antiwindup系统结合二阶Terminal滑模控... 详细信息

高超声速飞行器(Hypersonic vehicle,HSV)再入过程中易发生舵面饱和现象,并且其动力学模型具有强烈不确定的特征,这导致其姿态控制系统的设计极富挑战性。针对舵面受限的非线性控制问题,提出外部Antiwindup系统结合二阶Terminal滑模控制律的设计方法,能够实现对气动舵面饱和的控制补偿,使HSV快速平稳地跟踪指令信号。其次,针对HSV的强不确定控制问题,提出自适应滑模干扰观测器(Adaptive sliding mode disturbance observer,ASMDO)的方法来对再入气动参数不确定及强外界干扰进行估计,此方法无需干扰界已知且学习参数少,适合实时控制。最后,再入姿态控制的仿真结果表明了该控制方法的有效性和强鲁棒性。

关键词：高超声速飞行器再入 anti-windup 二阶Terminal滑模控制自适应滑模干扰观测器

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气体动理学格式及其在再入问题中的应用

空气动力学学报 2018年第5期36卷 885-890页

作者：李诗一张潮谭爽李启兵符松清华大学航天航空学院北京100084

介绍了气体动理学格式GKS在飞行器高超声速再入过程涉及的跨流域稀薄及湍流等复杂流动问题中的拓展和应用。GKS利用BGK方程的通解来计算单元界面上的通量,耦合了分子的自由运动和相互碰撞,内涵多尺度特性。本文发展了耦合多种湍流模式... 详细信息

介绍了气体动理学格式GKS在飞行器高超声速再入过程涉及的跨流域稀薄及湍流等复杂流动问题中的拓展和应用。GKS利用BGK方程的通解来计算单元界面上的通量,耦合了分子的自由运动和相互碰撞,内涵多尺度特性。本文发展了耦合多种湍流模式的拓展GKS,能对典型高超声速湍流进行有效模拟。基于通量重构CPR框架发展了非结构网格上的高精度格式CPR-GKS,在可压缩黏性流动中可以同时保持高精度和良好的激波捕捉能力。为模拟航天器再入过程中的跨流域稀薄流动,发展了适合大规模并行计算的高效UGKS,并在再入问题中得到了很好的应用。研究揭示了GKS在再入问题模拟中的优异性能及其广阔的应用前景。

关键词：气体动理学格式再入湍流模拟高精度格式稀薄流动

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再入姿态的自适应逆控制应用研究

弹箭与制导学报 2005年第2期25卷 33-34,38页

作者：彭刚李新国西北工业大学航天学院西安710072

文中首先简要介绍了用于系统建模的LMS(最小均方误差)滤波和自适应逆控制原理,然后研究其可在重复使用运载器(RLV,ReusableLaunchVehicle)姿态控制中的应用,并通过仿真验证了在环境参数剧烈变化和系统具有较强不确定性的情况下,自适应... 详细信息

文中首先简要介绍了用于系统建模的LMS(最小均方误差)滤波和自适应逆控制原理,然后研究其可在重复使用运载器(RLV,ReusableLaunchVehicle)姿态控制中的应用,并通过仿真验证了在环境参数剧烈变化和系统具有较强不确定性的情况下,自适应逆控制能够对可重复使用运动器进行鲁棒、精确地控制。

关键词：控制应用重复使用运载器再入最小均方误差自适应逆控制可重复使用控制原理系统建模不确定性环境参数仿真验证姿态控制 LMS

基于Gauss伪谱法的高超声速飞行器多约束三维再入轨迹优化

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航天控制 2012年第2期30卷 33-38,45页

作者：姚寅伟李华滨北京航天自动控制研究所北京100854

高超声速飞行器再入飞行过程中,需要满足多种过程约束和终端状态约束,同时再入初始状态根据飞行任务不同会有较大变化,针对其特点的快速轨迹优化问题已成为当今热点。本文研究了一种基于"初值轨迹生成+Gauss伪谱法+SQP求解NLP"的方法,... 详细信息

高超声速飞行器再入飞行过程中,需要满足多种过程约束和终端状态约束,同时再入初始状态根据飞行任务不同会有较大变化,针对其特点的快速轨迹优化问题已成为当今热点。本文研究了一种基于"初值轨迹生成+Gauss伪谱法+SQP求解NLP"的方法,既利用了Gauss伪谱法收敛快、精度高的特点,又结合初值轨迹生成算法,弥补了Gauss伪谱法对初值敏感的不足。本文在仿真过程中选取再入总吸热量最小为性能指标,求解了满足多种约束的再入轨迹,并将优化的结果与数值积分的结果进行比较,验证了此算法有效性和可行性。

关键词：高超声速飞行器再入轨迹优化 Gauss伪谱法

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基于标准弹道的月球探测器再入制导方法

导弹与航天运载技术 2017年第1期 58-64页

作者：杨晓雷马兴华顾辉余能保王洁园中国人民解放军91206部队

月球探测器返回具有再入速度大,动力学耦合剧烈以及误差作用明显的特点。利用标准弹道法研究了低升阻比月球探测器的再入制导问题。得到2 000 km和3 000 km航程的标准弹道;讨论了基于时间变量进行增益反馈的制导方法,给出2 000 km航程... 详细信息

月球探测器返回具有再入速度大,动力学耦合剧烈以及误差作用明显的特点。利用标准弹道法研究了低升阻比月球探测器的再入制导问题。得到2 000 km和3 000 km航程的标准弹道;讨论了基于时间变量进行增益反馈的制导方法,给出2 000 km航程下的最大单项误差仿真结果,并针对两种航程进行了Monte-Carlo抽样。考虑到时间积分模式不能全面的采集关键点信息,引入能量作为标准弹道的离散量;针对有初始速度偏差时标准弹道与实际弹道初始能量不一致的情况,提出能量比例尺的概念,很好地解决了能量匹配的问题。Monte-Carlo仿真表明:基于能量的标准弹道法精度明显提高,2 000 km航程下纵程偏差在10 km以内,3 000 km航程基本控制在30 km以内。

关键词：月球探测再入标准弹道法 Monte-Carlo